JP2019518662A - 傾いたウイングの構成を有する垂直離着陸航空機 - Google Patents

Abstract

本開示は、比較的長距離にわたる貨物輸送および乗員輸送の用途のために作動させることが、安全で、ノイズが少なく、かつ費用効果の良い、自動操縦の電動の垂直離着陸（ＶＴＯＬ）航空機に関する。ＶＴＯＬ航空機は、プロペラの冗長性を提供するように、１つまたは複数のプロペラが各ウイングに取り付けられた、タンデムウイング構成を有しており、万一、プロペラのいずれか、または、他の飛行制御装置が故障した場合、十分な推力および制御を維持することを可能にしている。この構成は、やはり、プロペラを電動にすることを可能にするが、比較的低いブレード速度で十分な推力を提供することが可能である。このことは、ノイズの低減の助けになる。さらに、各ウイングは、傾斜するように設計されており、これにより、航空機が、前進飛行とホバー飛行との間で移行する際に、プロペラを回転させるようになっている。ホバー飛行の間、プロペラは、垂直方向からオフセットし得、それにより、プロペラの水平方向の推力の成分が、効率的なヨーの制御を行うために使用され得る。

Description

本出願は、「Ｖｅｒｔｉｃａｌ Ｔａｋｅｏｆｆ ａｎｄ Ｌａｎｄｉｎｇ Ａｉｒｃｒａｆｔ ｗｉｔｈ Ｔｉｌｔｅｄ−Ｗｉｎｇ Ｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎｓ」と題され、２０１６年５月１８日に出願された、米国仮特許出願第６２／３３８，２７３号明細書の優先権を主張する。この文献は、参照することにより、本明細書に組み込まれる。本出願は、やはり、「Ａｕｔｏｎｏｍｏｕｓ Ａｉｒｃｒａｆｔ ｆｏｒ Ｐａｓｓｅｎｇｅｒ ｏｒ Ｃａｒｇｏ Ｔｒａｎｓｐｏｒｔａｔｉｏｎ」と題され、２０１６年５月１８日に出願された、米国仮特許出願第６２／３３８，２９４号明細書の優先権を主張する。この文献は、参照することにより、本明細書に組み込まれる。

垂直離着陸（ＶＴＯＬ）航空機には、滑走路を必要とする他のタイプの航空機に対し、様々な利点がある。しかし、ＶＴＯＬ航空機の設計は、複雑である場合があり、費用効果が良い、乗員または貨物を安全に運ぶ、ＶＴＯＬ航空機の設計を困難にしている。例として、ヘリコプタが、乗員および貨物を移送するために従来使用されている一般的なＶＴＯＬ航空機である。通常は、ヘリコプタは、上昇と前進との両方の推力を発生させるために大型のロータを使用し、このロータを高速で作動させる必要がある。ロータの設計は複雑である場合があり、ロータの故障は、壊滅的である場合がある。さらに、大型のロータの高速の動作は、迷惑で、かつ、潜在的にヘリコプタの操縦が許可されている地理的領域を制限する場合がある、著しい量のノイズを発生させる。ヘリコプタは、やはり、製造および作動が高額である場合があり、著しい量の燃料、メンテナンス、および、熟練のパイロットのサービスを必要とする。

従来のヘリコプタの欠点およびコストに起因して、電気ヘリコプタおよび無人航空機（ＵＡＶ）などの電動のＶＴＯＬ航空機が特定の乗員輸送および貨物輸送用途に関して考慮されている。推力および揚力を生じるために電力を使用することにより、ノイズの低減をいくらか補助する場合があるが、航空機のレンジ（ｒａｎｇｅ）を過度に制限することなく、乗員または貨物の輸送を伴う多くの用途に必要な重量を受け入れることが可能である、電気ＶＴＯＬ航空機を設計することが困難であることが示されている。やはり、人間のパイロットのサービスを必要とすることなく、ＶＴＯＬ航空機が自動操縦するように設計することができる場合、作業費用を低減させることができる。しかし、安全性が最重要事項であり、多くの消費者は、安全性の理由で、自動操縦航空機に対して慎重である。

これまでに取り組まれていないニーズが、安全で、ノイズが少なく、かつ費用効果の良い自動操縦の、電動のＶＴＯＬ航空機を、比較的長距離にわたる貨物輸送および乗員輸送の用途のために作動させる技術において存在する。

本開示は、以下の図面を参照することで、より良好に理解することができる。図面の要素は、必ずしも、互いに対して拡縮されず、代わりに、本開示の原理を明確に示すことが重視されている。

本開示のいくつかの実施形態による、自動操縦のＶＴＯＬ航空機の斜視図である。 ロールおよびピッチを制御するために飛行操縦翼面が作動された、図１に示すような、自動操縦のＶＴＯＬ航空機の正面図である。 図２Ａに示すような、自動操縦のＶＴＯＬ航空機の斜視図である。 図１に示すような、ＶＴＯＬ航空機の様々な構成要素を示すブロック図である。 本開示のいくつかの実施形態による、図３に示すような、飛行制御作動システムを示すブロック図である。 本開示のいくつかの実施形態による、ホバー構成の、図１に示すような、自動操縦のＶＴＯＬ航空機の斜視図である。 ウイングに取り付けられたプロペラからの推力がほぼ垂直方向であるようにウイングが傾斜した、ホバー構成の、図５に示すような、自動操縦のＶＴＯＬ航空機の上面図である。 本開示のいくつかの実施形態による、前進飛行構成とホバー構成との間で移行している、図１に示すような、自動操縦のＶＴＯＬ航空機の斜視図である。 本開示のいくつかの実施形態による、図１に示すような、自動操縦のＶＴＯＬ航空機のためのウイングの側面図である。 ウイングの回転の後の図８のウイングの側面図である。 本開示のいくつかの実施形態による、図１に示すような、自動操縦のＶＴＯＬ航空機の斜視図である。 本開示のいくつかの実施形態による、図１０に示すような、自動操縦のＶＴＯＬ航空機の斜視図である。 本開示のいくつかの実施形態による、図５に示すような、自動操縦のＶＴＯＬ航空機の側面図である。 本開示のいくつかの実施形態による、ホバー構成の、自動操縦のＶＴＯＬ航空機の上面図である。

本開示は概して、傾斜ウイングの構成を有する垂直離着陸（ＶＴＯＬ）航空機に関する。本開示のいくつかの実施形態による、自動操縦の、電気のＶＴＯＬ航空機は、プロペラの冗長性を提供する構成の、１つまたは複数のプロペラが各ウイングに取り付けられた、タンデムウイング構成を有しており、万一、プロペラの１つもしくは複数、または、他の飛行制御装置が故障した場合、十分な推力と制御を維持することを可能にしている。この構成は、やはり、プロペラを電動にすることを可能にするが、比較的低いブレード速度で十分な推力を提供することが可能である。このことは、ノイズの低減の助けになる。

さらに、各ウイングは、傾くように設計されており、それにより、航空機が、前進飛行構成とホバー構成との間で移行する際に、プロペラを回転させるようになっている。これに関し、前進飛行構成では、プロペラは、同時にウイング上に空気を吹き付けつつ、前進推力を提供するように配置され、それにより、ウイングの揚力特性（たとえば、揚力対抗力比）を向上させ、また、やはり、ウイングのダイナミクスを実質的に線形に維持することを補助し、それにより、失速の可能性を低減するようになっている。ホバー構成に関し、ウイングは、航空機の垂直移動を制御するために、上方向の推力を提供するようにプロペラを配置するために、傾けられる。ホバー構成の間は、ウイングおよびプロペラは、効率的なヨー制御を提供するように、垂直方向からオフセットしている場合がある。

具体的には、ホバー構成では、プロペラは、所望である場合に、ヨー軸周りの移動を誘導するように使用することができる水平方向の推力成分を発生させるために、垂直方向からわずかにオフセットしている場合がある。ウイングは、やはり、ホバー構成におけるさらなるヨー制御を提供するように、プロペラからの空気流の方向を変えるように調整することができる可動飛行操縦翼面を有する場合もある。これら同じ飛行操縦翼面は、前進飛行構成において、ピッチおよびロールの制御をも提供するように使用される場合がある。ホバー構成から前進飛行構成への移行の間、ウイングの傾きは、ウイングを航空機の飛行経路にほぼ整列するように維持するために、調整することができ、ウイングのダイナミクスを線形に維持し、失速を防止することをさらに補助している。

したがって、安全性および性能が向上した自動操縦の電気ＶＴＯＬ航空機を実現することができる。本明細書に説明される構成を使用することにより、安全でノイズが少ない、自動操縦の電気ＶＴＯＬ航空機を設計することが可能である。本明細書の教示に対して設計された例示的航空機は、わずかなフットプリント（たとえば、端から端までの翼幅（ｗｉｎｇｓｐａｎ）が約１１メートル）および質量（たとえば、約６００キログラム）を有することができ、約９０ノットの速度で、約８０キロメートルまでの範囲にわたり、約１００キログラムのペイロードをサポートすることが可能である。さらに、そのような航空機は、航空機が約１００フィートの位置にある場合に、地面で測定して約６１デシベルなどの、比較的低い量のノイズを生じるように設計されている場合がある。同じであるか類似の設計が、他のサイズ、重量、および性能の特性の航空機に使用される場合がある。

図１は、本開示のいくつかの実施形態によるＶＴＯＬ航空機２０を示している。航空機２０は、人間のパイロットの補助を伴わずに、電気コントローラの指示の下で、選択された目的地に乗員または貨物を飛ばすことが可能である点で、自律型または自動操縦型である。本明細書で使用される場合、「自律して（ａｕｔｏｎｏｍｏｕｓ）」および「自動操縦（ｓｅｌｆ−ｐｉｌｏｔｅｄ）」との用語は同義であり、相互交換可能に使用されるものとする。さらに、航空機２０は、電動であり、それにより、作動コストを低減することを助長している。電力を提供する任意の従来の方法が予想される。所望であれば、乗員に飛行制御を提供するように、航空機２０は飛行制御が備えられることが可能であり、それにより、コントローラによる自動操縦に排他的に依存するよりむしろ、乗員が航空機を少なくとも一時的に操縦できるようになっている。

図１に示すように、航空機２０は、機体３３の後部近くに取り付けられた一対の後方ウイング２５、２６と、機体３３の前部近くに取り付けられた、「カナード（ｃａｎａｒｄ）」とも呼ばれる場合がある、一対の前方ウイング２７、２８とのタンデムウイング構成を有している。各ウイング２５から２８は、キャンバを有し、ウイング表面上を空気が流れる際に、（ｙ方向に）揚力を生じる。後方ウイング２５、２６は、前方ウイング２７、２８よりも高い位置に取り付けられ、それにより、後方ウイング２５、２６を前方ウイング２７、２８の後流の外に維持するようになっている。

タンデムウイング構成では、航空機２０の重心は、後方ウイング２５、２６と前方ウイング２７、２８との間に位置しており、それにより、前進飛行時において、後方ウイング２５、２６からの揚力によって生じるモーメントが、前方ウイング２７、２８からの揚力によって生じるモーメントを相殺するようになっている。こうして、航空機２０は、水平スタビライザを必要とすることなく、ピッチの安定性を達成することが可能であり、そうでなければ、下向きの揚力を生じ、それにより、非効率に、ウイングによって生じる揚力に反作用する。いくつかの実施形態では、後方ウイング２５、２６は、前方ウイング２７、２８と同じ翼幅、アスペクト比、および平均翼弦を有しているが、ウイングのサイズおよび構成は、他の実施形態では異なる場合がある。

後方ウイング２５、２６よりもわずかに高い迎え角、または、後方ウイング２５、２６とは異なる他のウイング特性を有するなどにより、前方ウイング２７、２８は後方ウイング２５、２６よりも大である揚力を生じるように設計される場合がある。例として、いくつかの実施形態では、前方ウイング２７、２８は、前進飛行時に、航空機の全積載量の約６０％を受け持つように設計されている場合がある。わずかに高い迎え角を有することは、前方ウイング２７、２８が、後方ウイング２５、２６の前に失速し、それにより、安定性を増大させることを確実にする助けにもなる。これに関し、前方ウイング２７、２８が後方ウイング２５、２６の前に失速した場合、失速の結果としての、前方ウイング２７、２８の揚力の低減により、重心が前方ウイング２７、２８と後方ウイング２５、２６との間にあることから、航空機２０が前方に傾斜することになる。そのような事象においては、航空機のノーズが下方に移動することにより、前方ウイング２７、２８の迎え角が低減されることになり、失速を中断する。

いくつかの実施形態では、各ウイング２５から２８は、機体３３に対してウイング２５から２８が傾くことを可能にする、傾斜ウイング構成を有している。これに関し、以下にさらに詳細に説明するように、ウイング２５から２８は、機体３３に回転可能に結合され、それにより、機体３３に対して動的に傾いて、垂直離着陸（ＶＴＯＬ）能力、ならびに、以下にさらに詳細に説明するように、ヨー制御およびエアロダイナミクスの向上などの、他の機能を提供することができるようになっている。

複数のプロペラ４１から４８は、ウイング２５から２８に取り付けられている。いくつかの実施形態では、図１に示すように、合計で８つのプロペラ４１から４８に関し、２つのプロペラが各ウイング２５から２８に取り付けられているが、他の実施形態では、他の数のプロペラ４１から４８が可能である。さらに、各プロペラに関し、ウイングに取り付けることは不要である。例として、航空機２０は、揚力を生じない、構造（たとえば、ロッドまたは他の構造）により、前方ウイング２７、２８と後方ウイング２５、２６との間のポイントなどにおいて、機体３３に結合された１つまたは複数のプロペラ（図示せず）を有する場合がある。そのようなプロペラは、プロペラを機体３３に結合するロッドまたは他の構造を回転させることにより、または他の技術により、機体３３に対して回転され得る。

前方への飛行に関し、ウイング２５から２８およびプロペラ４１から４８は、図１に示すように配置され、それにより、プロペラ４１から４８によって生じる推力が、航空機２０を前方に移動するために、ほぼ水平方向（ｘ方向）であるようになっている。さらに、各プロペラ４１から４８は、それぞれのウイング２５から２８に取り付けられ、かつ、ウイングの前縁部の前に位置しており、それにより、プロペラが、ウイングの表面上に空気を吹き付けるようになっており、それにより、ウイングの揚力特性を向上させる。たとえば、プロペラ４１、４２は、ウイング２５に取り付けられ、この表面にわたって空気を吹き付ける。プロペラ４３、４４は、ウイング２６に取り付けられ、この表面にわたって空気を吹き付ける。プロペラ４５、４６は、ウイング２８に取り付けられ、この表面にわたって空気を吹き付ける。プロペラ４７、４８は、ウイング２７に取り付けられ、この表面にわたって空気を吹き付ける。プロペラブレードの回転は、推力を生じるのに加え、やはり、ウイング２５から２８の周りの空気流の速度を増大させ、それにより、航空機２０の所与の対気速度に関し、ウイング２５から２８によってより大きい揚力を生じるようになっている。他の実施形態では、他のタイプの推進装置が推力を生じるために使用される場合があり、また、各ウイング２５から２８が、プロペラまたは、ウイング上に取り付けられた他の推進装置を有することが不要である。

いくつかの実施形態では、プロペラ４１から４８のブレードは、各ウイング２５から２８のほぼ全幅に、プロペラ４１から４８によって空気が吹き付けられるようなサイズになっている。例として、プロペラ４１、４２のブレードは、組み合わせて、ウイング２５のほぼ全幅にわたるスパンであり、それにより、空気が、プロペラ４１、４２により、ウイング２５の全幅またはほぼ全幅（たとえば、約９０％以上）にわたって吹かれるようになっている。さらに、他のウイング２６から２８に関するプロペラ４３から４８のブレードは、同様に、ウイング２６から２８のほぼ全幅にわたるスパンであり、それにより、空気が、プロペラ４３から４８により、ウイング２６から２８の各々の全幅またはほぼ全幅にわたって吹かれるようになっている。そのような構成は、吹き付けられるウイングに関して上述した性能の向上を増大させることの助けになる。しかし、他の実施形態では、任意のウイング２５から２８に関し、より小である幅にわたって空気を吹き付けることができ、各ウイング２５から２８にわたって空気を吹き付けることは不要である。

当該技術では既知であるように、エアフォイルが空力的揚力を生じている場合、渦（「翼端渦（ｗｉｎｇｔｉｐ ｖｏｒｔｅｘ）」と呼ばれる）が、通常、ウイングにわたって通る空気流によって形成され、翼端において、ウイングから離れて渦を巻く。そのような翼端渦は、著しい量の抗力を生じることに関連している。この抗力は、翼端渦の強度が増大すると、一般に増大する。

各後方ウイング２５、２６の端部は、ほぼ垂直方向に延びるそれぞれの翼端小翼７５、７６を形成する。翼端小翼７５、７６の形状、サイズ、および向き（たとえば、角度）は、異なる実施形態では異なるものとすることができる。いくつかの実施形態では、翼端小翼７５、７６は、フラットなエアフォイル（キャンバを伴わない）であるが、他のタイプの翼端小翼が可能である。当該技術では既知であるように、翼端小翼７５、７６は、翼端付近の空気流を整えることにより、抗力を低減することを助長することができ、翼端渦の強度を低減することを助長している。翼端小翼７５、７６は、やはり、前進飛行の間、ヨーに抗する傾向にある空力的な力を生じることにより、ヨー軸周りの横方向の安定性をも提供している。他の実施形態では、翼端小翼７５、７６の使用は不要であり、ヨーを制御または安定させるために、他の技術が使用される場合がある。やはり、翼端小翼は、後方ウイング２５、２６に加えて、または代替的に、前方ウイング２７、２８上に形成される場合がある。

いくつかの実施形態では、プロペラ４１、４４、４５、４８の少なくともいくつかは、ウイング端部に取り付けられている。すなわち、プロペラ４１、４４、４５、４８が、翼端付近で、ウイング２５から２８の端部にそれぞれ取り付けられており、それにより、これらプロペラ４１、４４、４５、４８が、翼端にわたって空気を吹き付けるようになっている。前方ウイング２７、２８の端部におけるプロペラ４５、４８のブレードは、航空機２０の前側から見て、反時計回りと時計回りとにそれぞれ回転する。このため、プロペラ４５、４８のブレードは、翼端（すなわち、プロペラ４５、４８の機外側）を通り過ぎる際に下方向に移動し、そのようなブレードは、ブレードがウイング２７、２８を、プロペラ４５、４８の機内側を通過する際に、上方向に移動する。当該技術では既知であるように、プロペラは、プロペラブレードが下向きに移動する一方側で吹き下ろし（すなわち、下方向の空気の偏向）を発生させ、プロペラブレードが上向きに移動する側で吹き上げ（すなわち、上方向の空気の偏向）を発生させる。ウイング上を流れる吹き上げは、吹き上げが流れるウイングの部分に関し、有効な迎え角を増大させる傾向にあり、それにより、しばしば、そのような部分に、より大きい揚力を発生させる。ウイング上を流れる吹き下ろしは、吹き下ろしが流れるウイングの部分に関し、有効な迎え角を低減させる傾向にあり、それにより、しばしば、そのような部分に、より小さい揚力を発生させる。

プロペラ４５、４８のブレードの回転方向に起因して、プロペラ４５、４８の各々は、その機内側に吹き上げを発生させ、その機外側に吹き下ろしを発生させる。プロペラ４５、４８の後方のウイング２７、２８の、その機内側の部分（図２Ａでは参照矢印１０１、１０２で示されている）は、プロペラ４５、４８からの吹き上げに起因して、増大した揚力を発生させる。さらに、翼端におけるプロペラ４５、４８の配置に起因して、各プロペラ４５、４８の吹き下ろしの実質的な部分は、前方ウイング２７、２８を越えて通らないが、むしろ、翼端から外側の領域（図２Ａでは参照矢印１０３、１０４で示されている）で流れる。こうして、各前方ウイング２７、２８に関し、増大した揚力が、吹き下ろしから、それに匹敵する揚力の低減を被ることなく、プロペラ４５、４８の一方の吹き上げから実現され、揚力対抗力比が高くなる結果となる。

以下により詳細に説明する制御性の理由のために、後方ウイング２５、２６の外側のプロペラ４１、４４が、それらのブレードを同じ方向に回転させず、前方ウイング２７、２８の外側のプロペラ４５、４８が、それらのブレードを同じ方向に回転させないように、航空機２０を設計することが望ましい場合がある。このため、いくつかの実施形態では、外側のプロペラ４４、４５は、それらのブレードを、プロペラ４１、４８の回転方向とは逆に、反時計回り方向に回転させる。そのような実施形態では、翼端におけるプロペラ４１、４４の配置は、前方ウイング２７、２８の外側のプロペラ４５、４８に関して上述したものと同じ性能上の利益を有していない。しかし、翼端小翼７５、７６上に吹き出す空気により、翼端小翼７５、７６に関連付けられた、少なくともいくらかの性能上の向上が提供される。より具体的には、プロペラ４１、４４からの吹き上げは、翼端小翼７５、７６の揚力の方向に近い方向にある。これにより、所望のレベルの安定性に関し、翼端小翼７５、７６をより小さく設計することが可能になり、翼端小翼７５、７６からの抗力が少なくなる結果となる。さらに、上述のように、前方ウイング２７、２８が後方ウイング２５、２６よりも大きい揚力を提供するように設計されている実施形態では、翼端の取り付けに関連する性能上の利益を実現するために、前方ウイング２７、２８上の外側のプロペラ４５、４８を選択することは、より効率的な構成に繋がる。これに関し、そのような性能上の利益は、より大きい揚力を生じるウイングに適用される場合、全体の効率がより大きくなる。

機体３３は、取外し可能な乗員モジュール５５および、ウイング２５から２８が取り付けられたフレーム５２を備えている。乗員モジュール５５は、少なくとも１人の乗員のための少なくとも１つのシート（図１には示されていない）が取り付けられるフロア（図１には示されていない）を有している。乗員モジュール５５は、透明なキャノピ６３をも有しており、このキャノピを通して乗員が見る場合がある。以下にさらに詳細に説明するように、乗員モジュール５５は、乗員輸送から貨物輸送など、航空機２０の実用性を変更するために、フレーム５２から外され、別のモジュール（たとえば、貨物モジュール）と交換される場合がある。

図１に示すように、例示的航空機は、ヨー軸周りの横方向の安定性を提供するために空力学的に設計された、本明細書では「後方ストラット（ｒｅａｒ ｓｔｒｕｔ）」と呼ばれる着陸ストラット８３を有している。これに関し、後方ストラット８３は、前進飛行の間、ヨーに抗する傾向にある空力的な力を生じる、フラットなエアフォイル（キャンバを伴わない）を形成している。他の実施形態では、後方ストラット８３は、所望される場合に、他のタイプのエアフォイルを形成する場合がある。図１に示す実施形態では、各後方ストラット８３は、水平バー８４によってストラット８３に結合された前方ストラット８２を有する、それぞれのランディングスキッド８１の一部を形成している。他の実施形態では、着陸装置は、他の構成を有する場合がある。たとえば、スキッド８１を使用するよりむしろ、後方ストラットは、ホイールに結合されている場合がある。横方向の安定性を提供するために、後方ストラット８３を使用することにより、翼端小翼７５、７６のサイズを低減することが可能になり、それにより、翼端小翼７５、７６によって生じる抗力を低減し、一方、依然として所望のレベルのヨーの安定性を達成している。いくつかの実施形態では、各翼端小翼７５、７６の高さは、プロペラのスリップストリームの内側で翼端小翼７５、７６の揚力面を維持するために、プロペラの半径（すなわち、プロペラの回転中心からプロペラの先端までの距離）以下である。

図１に示すように、ウイング２５から２８は、それぞれ、前方飛行の間、航空機２０のロールおよびピッチを制御するための、ヒンジで結合した飛行操縦翼面９５から９８を有している。図１は、飛行操縦翼面９５から９８の各々が翼表面の残部と整列しているニュートラルの位置にある、飛行操縦翼面９５から９８の各々を示している。このため、空気流は、ニュートラルの位置にある場合に、飛行操縦翼面９５から９８によって著しく方向を変えられないか、あるいは妨げられない。飛行操縦翼面９５から９８の各々は、上方に回転される場合があり、このことは、揚力を低減させる効果がある。また、飛行操縦翼面９５から９８の各々は、下方に回転される場合があり、このことは、揚力を増大させる効果がある。

いくつかの実施形態では、後方ウイング２５、２６の飛行操縦翼面９５、９６は、ロールを制御するために使用される場合があり、前方ウイング２７、２８の飛行操縦翼面９７、９８は、ピッチを制御するために使用される場合がある。これに関し、航空機２０をロールさせるために、飛行操縦翼面９５、９６は、前方に飛行している間、逆向きの方式で制御される場合があり、それにより、図２Ａおよび図２Ｂに示すように、航空機２０がどの方向にロールされるかに応じて、飛行操縦翼面９５、９６の一方が下方に回転され、一方、飛行操縦翼面９５、９６の他方が上方に回転される。下方に回転される飛行操縦翼面９５により、揚力が増大し、上方に回転される飛行操縦翼面９６により、揚力が低減され、それにより、航空機２０が上方に回転した飛行操縦翼面９６が位置する側に向かってロールする。こうして、飛行操縦翼面９５、９６は、前方飛行の際に補助翼（ａｉｌｅｒｏｎ）として機能する場合がある。

飛行操縦翼面９７、９８は、前方飛行の間、一致して制御される場合がある。航空機２０のピッチを増大させることが望ましい場合、飛行操縦翼面９７と９８との両方が、図２Ａおよび図２Ｂに示すように、下方に回転し、それにより、ウイング２７、２８の揚力を増大させる。この増大した揚力により、航空機２０のノーズを上方にピッチさせる。反対に、航空機２０を下方にピッチさせることが望ましい場合、飛行操縦翼面９７と９８との両方が、上方に回転し、それにより、ウイング２７、２８によって生じる揚力を低減させる。この低減された揚力により、航空機２０のノーズを下方にピッチさせる。こうして、飛行操縦翼面９７、９８は、前方飛行の際に昇降舵として機能する場合がある。

飛行操縦翼面９５から９８は、他の実施形態では他の方式で使用される場合があることに留意されたい。たとえば、飛行操縦翼面９７、９８が、補助翼として機能し、飛行操縦翼面９５、９６が昇降舵として機能することが可能である。やはり、任意の飛行操縦翼面９５から９８に関し、１つの期間の間、１つの目的（たとえば、補助翼として）で使用すること、および、別の期間の間、別の目的（たとえば、昇降舵として）で使用することが可能である。むしろ、以下により詳細に説明するように、飛行操縦翼面９５から９８のいずれかにより、ウイング２５から２８の向きに応じてヨーを制御することが可能である。

前方飛行の間、ピッチ、ロール、およびヨーが、やはりプロペラ４１から４８を介して制御される場合がある。例として、ピッチを制御するために、コントローラ１１０は、前方ウイング２７、２８のプロペラ４５から４８のブレードの速度を調整する場合がある。ブレードの速度を増大させることにより、前方ウイング２７、２８にわたる空気の速度を増大させ、それにより、前方ウイング２７、２８の揚力を増大させ、こうして、ピッチを増大させる。逆に、ブレードの速度を低減させることにより、前方ウイング２７、２８にわたる空気の速度を低減させ、それにより、前方ウイング２７、２８の揚力を低減させ、こうして、ピッチを低減させる。プロペラ４１から４４は、ピッチを制御するために、同様に制御される場合がある。さらに、航空機２０の一方側でブレードの速度を増大させ、他方側でブレードの速度を低減させることにより、一方側で揚力を増大させ、他方側で揚力を低減することにより、ロールを生じさせることができる。ヨーを制御するために、ブレードの速度を使用することも可能である。飛行制御に関する冗長機構を有することにより、安全性を向上させる助けになる。たとえば、万一、１つまたは複数の飛行操縦翼面９５から９８が故障した場合、コントローラ１１０は、プロペラ４１から４８のブレードの速度を使用することにより、故障に関して和らげるように構成されている場合がある。

プロペラ４１から４８および飛行操縦翼面９５から９８の構成、ならびに、ウイング２５から２８のサイズ、数、および配置を含む、上述のウイングの構成が、航空機の飛行を制御するために使用することができるウイングの構成のタイプの例に過ぎないことが強調されるものとする。上述のウイングの構成に対する様々な変更および変形が、本開示を読むことにより、当業者には明らかとなる。

図３を参照すると、ハードウェアまたは、ハードウェア、ソフトウェア、およびファームウェアの任意の組合せで実施され得る、機上のコントローラ１１０の指示および制御の下で、航空機２０は作動し得る。コントローラ１１０は、以下にさらに詳細に説明するように、少なくとも、プロペラ４１から４８、ウイング２５から２８、および飛行操縦翼面９５から９８を制御することにより、航空機２０の飛行経路および飛行特性を制御するように構成されている場合がある。

コントローラ１１０は、複数のモータコントローラ２２１から２２８に結合されており、ここで、モータコントローラ２２１から２２８の各々は、それぞれのプロペラ４１から４８のブレードの速度を、コントローラ１１０からの制御信号に基づいて制御するように構成されている。図３に示すように、モータコントローラ２２１から２２８の各々は、対応するプロペラ４１から４８を駆動させるそれぞれのモータ２３１から２３８に結合されている。コントローラ１１０が、プロペラ４１から４８のブレードの速度を調整することを判定する場合、コントローラ１１０は、対応するモータコントローラ２２１から２３８によって使用される制御信号を伝達して、プロペラのブレードの回転速度を設定し、それにより、プロペラ４１から４８によって提供される推力を制御する。

例として、プロペラ４１のブレードの速度を設定するために、コントローラ１１０は、所望のブレードの速度を示す制御信号を、プロペラ４１に結合された、対応するモータコントローラ２２１に伝達する。それに応じて、モータコントローラ２２１は、モータ２３１を制御するために、少なくとも１つのアナログ信号を提供し、それにより、所望のブレードの速度を達成するように、プロペラ４１を適切に駆動させるようになっている。他のプロペラ４２から４８は、同様の方式で制御することができる。いくつかの実施形態では、モータコントローラ２２１から２２８の各々（その対応するモータ２３１から２３８を伴う）は、コントローラが結合されるそれぞれのプロペラ４１から４８の真後ろで、ウイング２５から２８内に取り付けられている。さらに、モータコントローラ２２１から２２８、および、モータ２３１から２３８は、ウイングを通して、かつ、モータコントローラ２２１から２２８およびモータ２３１から２３８に熱的に結合されたヒートシンク（図示せず）にわたって、空気流の一部を向けることによって受動的に冷却される。

コントローラ１１０は、コントローラ１１０の指示および制御の下で、飛行操縦翼面９５から９８の移動を制御するように構成された飛行制御作動システム１２４にも結合されている。図４は、飛行制御作動システム１２４の実施形態を示している。図４に示すように、システム１２４は、飛行操縦翼面９５から９８の移動をそれぞれ制御する複数のモータ１３５から１３８に結合された、複数のモータコントローラ１２５から１２８を備えている。コントローラ１１０は、所望である場合に飛行操縦翼面９５から９８の位置を設定するために使用することができる、制御信号を提供するように構成されている。

例として、飛行操縦翼面９５の位置を設定するために、コントローラ１１０は、所望の位置を示す制御信号を、飛行操縦翼面９５に結合された、対応するモータコントローラ１２５に伝達する。それに応じて、モータコントローラ１２５は、モータ１３５を制御するために、少なくとも１つのアナログ信号を提供し、それにより、所望の位置に対して飛行操縦翼面９５を適切に回転させるようになっている。他の飛行操縦翼面９６から９８は、同様の方式で制御することができる。

図３に示すように、コントローラ１１０をその制御機能において補助するために、航空機２０は、複数の飛行センサ１３３を有する場合がある。複数の飛行センサ１３３は、コントローラ１１０に結合されるとともに、コントローラ１１０に様々な入力を提供する。コントローラ１１０は、これら入力に基づいて、制御上の決定を行うことができる。例として、飛行センサ１３３は、対気速度センサ、姿勢センサ、機首方位センサ、高度計、垂直速度センサ、全地球測位システム（ＧＰＳ）受信機、または、航空機２０の操縦およびナビゲーションのための制御上の決定を行うために使用され得る、任意の他のタイプのセンサを含む場合がある。

航空機１１０は、やはり、地形、障害物、航空機、および、衝突の危険があり得る他の対象を検出するために使用される、衝突回避センサ１３６をも有する場合がある。センサ１３６によって検知される対象との衝突を避けるように、航空機２０の飛行経路を制御するために、コントローラ１１０は衝突回避センサ１３６からの情報を使用するように構成されている。

図３に示すように、航空機２０は、乗員などのユーザからの入力を受信するか、ユーザに出力を提供するために使用することができるユーザインターフェース１３９を有する場合がある。例として、ユーザインターフェース１３９は、キーボード、キーパッド、マウス、または、ユーザからの入力を受信することが可能である他の装置を備えている場合がある。また、ユーザインターフェース１３９は、ユーザに視覚的または聴覚的な出力を提供するためのディスプレイ装置またはスピーカを備えている場合がある。いくつかの実施形態では、ユーザインターフェース１３９は、出力を表示し、タッチ入力を受信することが可能であるディスプレイスクリーンを有するタッチ感応性ディスプレイ装置を備えている場合がある。以下により詳細に説明するように、ユーザは、航空機２０による飛行の目的地を選択するか、別様に特定するなど、様々な目的のために、ユーザインターフェース１３９を利用する場合がある。

航空機２０は、外部の装置との無線通信を可能にするための無線通信インターフェース１４２をも有している。無線通信インターフェース１４２は、１つまたは複数の無線周波数（ＲＦ）ラジオ、セルラー無線、または、長距離にわたる通信のための他の装置を備えている場合がある。例として、飛行の間、コントローラ１１０は、遠方の位置からの制御指示または情報を受信する場合があり、次いで、そのような指示または情報に基づき、航空機２０の動作を制御する。コントローラ１１０は、短距離にわたって通信するための、Ｂｌｕｅｔｏｏｔｈ装置などの短距離通信装置をも備えている場合がある。例として、ユーザは、携帯電話などの無線装置を使用して、ユーザインターフェース１３９の代わりに、またはユーザインターフェース１３９に加えて、入力を提供するために使用され得る。ユーザは、長距離通信を使用して、または、ユーザが物理的に航空機２０内に存在する場合などは、代替的に短距離通信を使用して、コントローラ１１０と通信する場合がある。

図３に示すように、コントローラ１１０は、コントローラ１１０の指示および制御の下で、ウイング２５から２８を回転させるように構成されたウイング作動システム１５２にも結合されている。さらに、コントローラ１１０は、以下により詳細に説明される、プロペラ−ピッチ作動システム１５５に結合されている。

図３によってさらに示されるように、コントローラ１１０、モータコントローラ２２１から２２８、１２５から１２８、およびモータ２３１から２３８、１３５から１３８を含む、航空機２０の様々な構成要素に給電するために、航空機２０は電力システム１６３を有している。いくつかの実施形態では、プロペラ４１から４８を駆動するためのモータ２３１から２３８は、システム１６３からの電力によって排他的に給電されるが、他のタイプのモータ２３１から２３８（たとえば、燃料が供給されるモータ）を他の実施形態で使用することが可能である。

電気システム１６３は、様々な位置でフレーム５２に取り付けられた複数のバッテリ１６６を備えている、分配された電源を有している。バッテリ１６６の各々は、電力調整回路１６９に結合されている。電力調整回路１６９は、バッテリ１６６からの電力を受領し、そのような電力を、航空機２０の電気構成要素に分配するために調整する（たとえば、電圧を調整する）。具体的には、電力調整回路１６９は、複数のバッテリ１６６からの電力を合わせて、航空機の電気構成要素のための少なくとも１つの直流電流（ＤＣ）電力信号を提供する。バッテリ１６６のいずれかが故障した場合、残りのバッテリ１６６は、航空機２０の電力の要求を満たすように使用され得る。

上述のように、コントローラ１１０は、ハードウェア、ソフトウェア、またはそれらの任意の組合せで実施され得る。いくつかの実施形態では、コントローラ１１０は、コントローラ１１０に関して本明細書に述べられた制御機能を実施するために、少なくとも１つのプロセッサおよび、このプロセッサ上で実行されるソフトウェアを含んでいる。コントローラ１１０の他の構成が、他の実施形態において可能である。制御機能は、複数の機上のプロセッサなどの複数のプロセッサにわたって分配すること、および、制御機能を複数の位置にわたって分布させることが可能であることに留意されたい。例として、いくつかの制御機能は、１つまたは複数の遠方の位置で実施され得、制御情報または指示は、そのような遠方の位置と航空機２０との間で、無線通信インターフェース１４２（図３）によって、または別様に通信され得る。

図３に示すように、コントローラ１１０は、飛行データ２１０を記憶するか、この飛行データ２１０に別様にアクセスする場合がある。この飛行データ２１０は、コントローラ１１０により、航空機２０を制御するために使用される場合がある。例として、飛行データ２１０は、乗員または他のユーザによって選択することができる、１つまたは複数の予め規定された飛行経路を規定する場合がある。飛行データ２１０を使用して、コントローラ１１０は、以下により詳細に説明するように、所望の目的地に達するために、選択された飛行経路を飛行するように、航空機２０を自動操縦するように構成されている場合がある。

上述のように、いくつかの実施形態では、ウイング２５から２８は、コントローラ１１０の方向および制御の下で回転するように構成されている。図１は、本明細書で「前進飛行構成」と称する構成での前進飛行のために配置されたウイング２５から２８を示している。この前進飛行構成では、ウイング２５から２８は、前進飛行のために所望である場合がある、航空機２０の重量を相殺するのに十分な空力学的揚力を生成するように配置されている。そのような前進飛行構成では、ウイング２５から２８は、概して、図１に示すように、水平に近い位置にあり、それにより、各ウイング２５から２８の弦が、前進飛行のための揚力を効率的に発生させるための迎え角を有するようになっている。ウイング２５から２８によって生じる揚力は、概して、所望である場合があるように、飛行を維持するために十分である。

航空機２０がその目的地に近い場合など、所望である場合には、ウイング２５から２８の構成を、図１に示す前進飛行構成から、垂直離着陸に役立つ、本明細書で「ホバー構成」と呼ばれる構成に移行するために、ウイング２５から２８は回転される場合がある。ホバー構成では、ウイング２５から２８は、プロペラ４１から４８によって発生した推力が、垂直飛行に所望である場合があるように、航空機２０の重量を相殺するのに十分であるように配置される。そのようなホバー構成では、ウイング２５から２８は、図５に示すように、垂直に近い位置にあり、それにより、プロペラ４１から４８による推力が、概して、上方に向けられて、所望の垂直方向の速度を得るために、航空機２０の重量を相殺するようになっている。しかし、推力は、以下により詳細に説明するように、制御可能性のために、垂直方向からわずかにオフセットしている場合がある。ウイング２５から２８が、プロペラからの推力が実質的に垂直であるように回転した、ホバー構成の航空機２０の上面図が、図６に示されている。

図７は、前進飛行構成とホバー構成との間で移行している際の航空機２０を示している。図７に示すように、ウイング２５から２８は、垂直方向に対して約４５度の角度で配置されている。そのような状態では、ウイングによって生じるかなりの揚力の成分と、プロペラ４１から４８によって生じるかなりの推力の成分とによって、航空機２０の重量は相殺され得る。すなわち、飛行は、ウイング２５から２８からの空力学的揚力の垂直方向の成分と、プロペラ４１から４８によって生じる推力の垂直方向の成分との両方によって維持される。垂直着陸のためなど、ウイング２５から２８が回転して、前進飛行構成からホバー構成に移行する際には、ウイング２５から２８による揚力の垂直方向の成分は、概して低減されるが、プロペラ４１から４８による推力の垂直方向の成分は、概して増大し、揚力の垂直方向の成分の低減を相殺して、所望の垂直方向の速度を達成する。逆に、垂直離陸のためなど、ウイング２５から２８が回転して、ホバー構成から前進飛行構成に移行する際には、プロペラ４１から４８による推力の垂直方向の成分は、概して低減されるが、ウイング２５から２８による揚力の垂直方向の成分は、概して増大し、推力の垂直方向の成分の低減を相殺して、所望の垂直方向の速度を達成する。

とりわけ、ホバー構成から前進飛行構成への移行の間のウイング２５から２８の回転により、ウイング２５から２８の迎え角が、空気流の方向が変更した際に揚力を効率的に発生させるように調整されるように、ウイング２５から２８の向きが変更されることを可能とする。具体的には、ウイング２５から２８は、離陸のための実質的に垂直方向の経路から、前進飛行にための実質的に水平方向の経路に、飛行経路を変更する際に、飛行経路の方向に実施的に整列したままであるように、回転させることができる。

これに関し、図８は、ホバー構成に置かれた際のウイング２５の側面図を示している。離陸における垂直飛行の間、空気流のおおよその方向は、参照矢印３０１によって示されている。垂直離陸が実行される際に、空気流の方向は、参照矢印３０１に示す方向から、参照矢印３０４に示すほぼ水平の方向に徐々に変化する。参照矢印３０６は、垂直飛行から前進飛行への、任意の時点における空気流の方向を示している。図８に見ることができるように、ウイング２５の方向が変化しない場合、ウイング２５の迎え角は、航空機２０が垂直飛行から前進飛行に移行する際に増大する。迎え角が増大すると、ウイング２５の表面上の空気流が、より妨げられるようになり、ウイング２５が最終的に失速するまで、ウイングの揚力対抗力比を低減することになる。しかし、移行の間、空気流の方向の変化に対応する量だけ、ウイング２５を継続的に回転させることにより、迎え角は、揚力を効率的に発生させ、失速を防止するために、より望ましいレンジに維持することができる。これに関し、図９は、図８に示す位置から回転した後のウイング２５を示している。図８と図９とを比較することによって見ることができるように、ウイング２５は、（空気流の方向が、図８において参照矢印３０１で示される方向である場合などの）垂直飛行の間の迎え角に対し、（空気流の方向が、図９において参照矢印３０６で示される方向である場合などの）前進飛行への移行の間、同様の迎え角を有する場合がある。

さらに、航空機２０が、離陸の間、垂直飛行から前進飛行に移行する際に、各ウイング２５から２８の迎え角が、最適なウイングの性能に関して所望のレンジ内のままであるように、コントローラ１１０がウイング２５から２８を回転させる場合がある。具体的には、各ウイング２５から２８の迎え角を最適なレンジ内で実質的に一定であるように維持するように試みる中で、ウイング２５から２８が飛行経路の方向に対して実質的に整列したままであるように、コントローラ１１０はウイング２５から２８を回転させることができ、それにより、ウイング２５から２８からの流れの分離を防止または低減し、かつ、移行の間、各ウイング２５から２８のウイングのダイナミクスを実質的に線形に維持する。さらに、プロペラ４１から４８でウイング２５から２８上に空気を吹き付けることにより、ウイング２５から２８の上の空気流の速度を増大させ、有効な迎え角を低減することを助長する。こうして、空気が吹き付けられるウイング２５から２８を使用することにより、ウイングの性能を向上させ、ウイングのダイナミクスが、移行の間、実質的に線形のままであることを確実にすることを補助し、それにより、空気流がウイング２５から２８から分離することを防止および低減している。

前進飛行からホバー飛行への移行の中で、プロペラ４１から４８を、ホバー構成における垂直飛行のために配置するために、飛行経路が水平から垂直に変化する際、および、ウイング２５から２８が上方に回転する際に、失速に関する臨界の迎え角にすぐに達し得る。有効な迎え角を低減することにより、空気をウイング２５から２８の上に吹き付けるためにプロペラ４１から４８を使用することが、移行の間、空気が吹き付けられるウイングの構成を伴わずに別様に可能であるよりも長い時間、ウイングのダイナミクスを、ほぼ線形に維持することの助けになり、それにより、移行の間、制御可能性を維持する助けになる。

前進飛行構成とホバー構成との間で移行する間に、コントローラ１１０は、プロペラ４１から４８のブレードピッチを調整するようにも構成されている。これに関し、前進飛行のために、プロペラブレードが高いピッチ（すなわち、ブレードに関して高い迎え角）を有することが概して望ましく、また、ホバー飛行のために、プロペラブレードが低いピッチ（すなわち、ブレードに関して低い迎え角）を有することが概して望ましい。いくつかの実施形態では、コントローラ１１０の指示および制御の下で作動する、プロペラ−ピッチ作動システム１５５（図３）の機械式構成要素によって調整することができるブレードピッチを有する可変ピッチのプロペラによって、プロペラ４１から４８は実装される。これに関し、前進飛行構成とホバー構成との間の移行の間、ブレードピッチを調整するように、コントローラ１１０はプロペラ−ピッチ作動システム１５５を制御し、それにより、ブレードが、航空機の構成について意図された飛行のタイプに関して適切なピッチに設定されるようになっている。

以下に「ブレード方向（ｂｌａｄｅ ｄｉｒｅｃｔｉｏｎ）」と呼ばれる、プロペラブレードの回転方向は、航空機２０がホバー構成にある間の制御可能性を含む、様々な要素に基づいて選択され得る。いくつかの実施形態では、機体３３の一方側における、外側プロペラ４１、４５のブレード方向は、機体３３の他方側における、外側プロペラ４４、４８のブレード方向を反映している。すなわち、外側プロペラ４１は、外側プロペラ４８に対応しており、また、同じブレード方向を有している。さらに、外側プロペラ４４は、外側プロペラ４５に対応しており、また、同じブレード方向を有している。やはり、対応する外側プロペラ４４、４５のブレード方向は、対応する外側プロペラ４１、４８のブレード方向とは反対側にある。このため、外側プロペラ４１、４４、４５、４８は、ブレードを同じ方向に回転させる、一対の対角線上に対向するプロペラ４１、４８と、ブレードを同じ方向に回転させる、一対の対角線上に対向するプロペラ４４、４５とを有する、鏡像化された４つのプロペラ配置を形成する。

図５に示す例示的実施形態では、外側プロペラ４１、４８は、（航空機２０の前方から見た際に）時計回りのブレード方向に関して選択され、外側プロペラ４４、４５は、（航空機２０の前方から見た際に）反時計回りのブレード方向に関して選択され、それにより、プロペラ４５、４８に関して上で前述した、翼端に取り付ける利益を実現するようになっている。しかし、そのような選択は、所望である場合には逆にされる場合があり、それにより、プロペラ４１、４８のブレードが反時計回りに回転し、プロペラ４４、４５のブレードが時計回りに回転する。

さらに、機体３３の一方側における、内側プロペラ４２、４６のブレード方向は、機体３３の他方側における、内側プロペラ４３、４７のブレード方向を反映している。すなわち、内側プロペラ４２は、内側プロペラ４７に対応しており、また、同じブレード方向を有している。さらに、内側プロペラ４３は、内側プロペラ４６に対応しており、また、同じブレード方向を有している。やはり、対応する内側プロペラ４３、４６のブレード方向は、対応する内側プロペラ４２、４７のブレード方向とは逆向きにある。このため、内側プロペラ４２、４３、４６、４７は、ブレードを同じ方向に回転させる、一対の対角線上に対向するプロペラ４２、４７と、ブレードを同じ方向に回転させる、一対の対角線上に対向するプロペラ４３、４６とを有する、鏡像化された４つのプロペラ配置を形成する。他の実施形態では、航空機２０は、任意の数の４つのプロペラの配置を有している場合があり、また、プロペラ４１から４８を、本明細書に説明されている、鏡像化された４つの構成で配置する必要はない。

図５に示す例示的実施形態では、対応する内側プロペラ４２、４７は、（航空機２０の前方から見た際に）反時計回りのブレード方向に関して選択され、対応する内側プロペラ４３、４６は、（航空機２０の前方から見た際に）時計回りのブレード方向に関して選択される。この選択には、プロペラ４２、４３の機内側の後方ウイング２５、２６の部分が、プロペラ４２、４３からの吹き上げに起因して、プロペラ４２、４３の機外側のウイング２５、２６の部分の前に失速することを確実にする利点がある。これにより、迎え角が増大した際に、飛行操縦翼面９５、９６が位置するウイング２５、２６の表面に取り付く空気流を維持することを助長し、それにより、失速に達した際に、飛行操縦翼面９５、９６を、航空機２０を制御するために機能的であるように維持することの助けになる。しかし、そのような選択は、所望である場合には逆にされる場合があり、それにより、図１３に示すように、プロペラ４２、４７のブレードが時計回りに回転し、プロペラ４３、４６のブレードが反時計回りに回転する。さらに他のブレード方向の組合せが、他の実施形態では可能である。

上述のように、４つの配置の各々においてブレード方向を鏡像化することにより、特定の制御可能性の利益を実現することができる。たとえば、対応するプロペラ（たとえば、鏡像化された４つの配置における一対の対角線上に対向するプロペラ）は、相殺するか無効にする傾向にあるモーメントを発生させ得、それにより、航空機２０が、所望のようにバランスをとることができる。プロペラ４１から４８のブレードの速度は、所望のロール、ピッチ、およびヨーのモーメントを達成するように、選択的に制御することができる。例として、対応するプロペラの配置および構成を設計すること（たとえば、対応するプロペラを、航空機の重心からほぼ同じ距離に配置すること）が可能であり、それにより、それらのブレードが特定の速度で（たとえば、ほぼ同じ速度で）回転した際に、それらのピッチおよびロールのモーメントが無効になる。そのような場合、対応するプロペラのブレードの速度は、同じ割合で、または、以下により詳細に説明するように、ロール軸およびピッチ軸それぞれの周りの航空機２０の変位を生じるロールおよびピッチのモーメントを生じることなく、ヨーを制御する目的で別様に変更することができる（すなわち、増大させるか低減させる）。プロペラのロールおよびピッチモーメントを無効にするように、プロペラ４１から４８のすべてを制御することにより、コントローラ１１０は、プロペラの少なくともいくつかの速度を変化させて、ロール軸およびピッチ軸周りの航空機２０の変位を生じることなく、所望のヨーモーメントを提供することができる。同様に、所望のロールおよびピッチの動作は、異なるようにプロペラ４１から４８のブレードの速度を変更することによって生じ得る。他の実施形態では、ロール、ピッチ、およびヨーのモーメントを制御するために、他の技術が使用される場合がある。

万一、プロペラ４１から４８のいずれかが故障した場合、操作可能なままである他のプロペラのブレードの速度は、制御可能性を維持しつつ、故障したプロペラに適応するために調整され得る。いくつかの実施形態では、コントローラ１１０は、「推力比データ（ｔｈｒｕｓｔ ｒａｔｉｏ ｄａｔａ）」と呼ばれる、予め規定されたデータを記憶している。この推力比データは、特定の作動条件（所望のロール、ピッチ、およびヨーのモーメントなど）、ならびに、プロペラの作動状態（たとえば、どのプロペラ４１から４８が作動しているか）に関し、プロペラ４１から４８によって提供される所望の推力（たとえば、最適な推力比）を示している。この推力比データに基づき、コントローラ１１０は、どのプロペラ４１から４８が現在作動しているかに応じて、プロペラ４１から４８のブレードの速度を制御して、所望の航空機の移動を達成しつつ、プロペラ４１から４８によって提供される推力の総量、そしてひいては、プロペラ４１から４８によって消費される総電力を低減することを試みる中で、最適な推力比を達成するように構成されている。例として、ホバー飛行に関し、所与の総推力量に関する最大のヨーモーメントを達成する推力比が判定され得る。

いくつかの実施形態では、推力比データは、プロペラ４１から４８の特定の作動状態とそれぞれ関連付けられた、マトリクスまたは他のデータ構造の形態である。たとえば、１つのマトリクスは、プロペラ４１から４８のすべてが作動している状態に関して使用され得、別のマトリクスは、１つのプロペラ（たとえば、プロペラ４２）が故障した状態に関して使用され得、さらに別のマトリクスは、別のプロペラ（たとえば、プロペラ４３）が故障した状態に関して使用され得る。可能性のあるプロペラの作動状態の各々に関連付けられた少なくとも１つのマトリクスが存在し得る。

各マトリクスは、式（たとえば、係数）のセットを導き出すために、そのマトリクスが関連付けられたプロペラ作動状態に関して実施されるテストに基づいて規定され得る。この式は、そのような作動状態に関する所望の推力を判定するために、コントローラ１１０によって使用することができる。例として、所与の作動状態（特定のプロペラ４１から４８の故障など）に関し、テストを実施して、航空機２０がバランスをとった状態を維持するために、作動しているプロペラに関する最適な推力比を判定することができる。所望の飛行パラメータ（たとえば、ヨーモーメントの所望の量を示す値、ピッチモーメントの所望の量を示す値、ロールモーメントの所望の量を示す値、および、総推力の所望の量を示す値）を示す値が、マトリクスで数学的に結合された場合に、所望の飛行パラメータを達成するために、結果が作動しているプロペラの各々に関して最適な推力を示す少なくとも１つの値を提供するように、そのような作動状態に関連付けられたマトリクスは規定される場合がある。こうして、作動中に、航空機２０に関して所望の飛行パラメータを判定した後に、コントローラ１１０が、航空機２０の現在のプロペラ作動状態を判定し、次いで、そのような作動状態および１つまたは複数の飛行パラメータに基づいて推力比データを分析して、プロペラ４１から４８の少なくとも１つを制御するための値を判定する場合がある。例として、コントローラ１１０は、作動しているプロペラ４１から４８の各々を制御するための少なくとも１つの値を判定するために、航空機２０の現在のプロペラ作動状態に関連付けられたマトリクスに、所望の飛行パラメータを示す値を合わせるように構成されている場合がある。モータコントローラ２２１から２２８（図３）または、プロペラ４１から４８の作動状態を監視するためのセンサ（明確には示されていない）が、コントローラ１１０に、どのプロペラ４１から４８が現在作動しているかに関して知らせる場合があることに留意されたい。

図１０および図１１は、本明細書に説明されているように、ウイング２５から２８を回転させるためのウイング作動システム１５２の例示的構成要素を示している。図１０および図１１に示すように、ウイング作動システム１５２は、後方ウイング２５、２６および前方ウイング２７、２８にそれぞれ結合された、複数のリニアアクチュエータ２６０を備えている。例として、ロッド２６２を有するリニアアクチュエータ２６０は、後方ウイング２５、２６に結合されるとともに、コントローラ１１０の指示および制御下で後方ウイング２５、２６を回転させる。ロッド２６２は、回転要素２６３を貫通しており、この回転要素２６３を通し、ウイング２５、２６に関する桁２６４も通っている。ウイング２５、２６は、桁２６４に結合しており、それにより、これらウイングが、桁２６４がリニアアクチュエータ２６０によって回転する際に回転するようになっている。これに関し、リニアアクチュエータ２６０は、ロッド２６２を直線的に移動するように設計されており、ロッド２６２のこの直線的な移動は、桁２６４の回転移動に変換され、それにより、ウイング２５、２６を機体３３に対して回転させる。前方ウイング２７、２８に結合したリニアアクチュエータ２６０は、同じ方法で前方ウイング２７、２８を回転させるように設計されている。他の実施形態では、ウイング２５から２８を回転させるための他のタイプの装置および構成が可能である。図１０および図１１は、航空機２０に関して使用され得る例示的バッテリ１６６をも示しており、図１０は、説明の目的のために、機体３３から外されたバッテリ１６６を示している。バッテリ１６６の他の構成および位置が可能である。

いくつかの実施形態では、航空機２０は、ヨーを制御するための方向舵（ｒｕｄｄｅｒ）を有していないが、他の実施形態では、航空機２０が方向舵を有することも可能であることに留意されたい。図１に示す実施形態では、前進飛行に関し、翼端小翼７５、７６および後方ストラット８３により、ヨーの安定性が提供され、方向舵は不要である。さらに、以下により詳細に説明するように、ホバー飛行に関し、ヨーを制御するために使用することができる様々な技術が存在する。

例として、プロペラモータ２３１から２３８からの差動トルクは、ホバー構成ではヨーを制御するために使用することができる。これに関し、プロペラ４１から４８の回転するブレードに作用する空気抵抗に起因して、回転するプロペラ４１から４８が、そのブレードを回転させているモータ２３１から２３８を通して航空機２０にトルクを加える。このトルクは、概して、回転速度を変化させる。プロペラ４１から４８の少なくともいくつかの速度を異なるように変化させることにより、差動トルクが、航空機２０にヨーをさせるために、換言すると、そのヨー軸周りに回転させるために、回転しているプロペラ４１から４８によって生じ得る。

ヨー制御のために差動トルクによって加えることができる力の量は、制限されることに留意されたい。さらに、空気抵抗などの寄生性の力を低減するために、プロペラ４１から４８の効率を増大させることには、プロペラ４１から４８によって航空機２０に加えられ得る差動トルクの量を低減する効果がある。少なくともいくつかの実施形態では、航空機２０は、差動トルクに加えて、または差動トルクの代わりに、ヨー制御を行うために他の技術を使用するように設計されている。

例として、上述のように、ウイング２５から２８が機体３３に対して回転可能である傾斜ウイングの構成を使用することにより、コントローラ１１０は、航空機２０がホバー構成にある際に、ヨーの制御を提供するために、ウイング２５から２８を選択的に傾斜させるように構成することができる。ウイングの傾斜を制御することにより、コントローラ１１０は、プロペラの推力ベクトルが所望の水平方向の成分を有するように、プロペラ４１から４８を配置することができる。約１０度以下など、垂直方向からのわずかなオフセットでさえ、航空機２０の重量を支持するのに必要な推力ベクトルの大きさを考慮して、ヨーを制御するための顕著な横方向の力を生じることができる。これに関し、図５に示すように、航空機２０が８つのプロペラ４１から４８を有し、また、約６００キログラムの質量を有すると仮定する場合、プロペラ４１から４８の各々は、航空機の質量の約８分の１、または約７５キログラムだけ、重量を支持するために生じた十分な推力を提供するように構成され得る。プロペラの推力ベクトルの方向が、垂直方向から数度だけの範囲にあるようにウイング２５から２８を傾けることにより、推力ベクトルの水平方向の成分が、提供される総推力に比べてわずかであるが、ヨー制御に関しては著しい量になる。

図５および図１２が、ウイング２５から２８が垂直方向から角度αだけわずかに傾斜し、それにより、プロペラ４１から４８の各々によって生じる推力が、垂直方向から数度だけオフセットした方向に向けられた後の航空機２０を示していることに留意されたい。具体的には、後方ウイング２５、２６は、航空機２０の後方に向かう方向にわずかに傾斜し、それにより、プロペラ４１から４４によって生じた推力が、垂直方向に対してわずかな角度であるようになっている。これに関し、プロペラ４１から４４による推力の水平方向の成分は、負の（−）ｘ方向である。やはり、前方ウイング２７、２８は、航空機２０の前方に向かう方向に傾斜し、それにより、プロペラ４５から４８によって生じる推力が、垂直方向に対してわずかな角度であるようになっている。このため、プロペラ４５から４８による推力の水平方向の成分は、正の（＋）ｘ方向である。

いくつかの実施形態では、プロペラ４１から４８の各々の向きは、取り付けられているウイングに対して決まっており、それにより、ウイングに対し、プロペラ４１から４８によって生じる推力の方向が一定であるようになっている。このため、上述のように、プロペラ４１から４８を垂直方向からオフセットした方向に向けるために、プロペラのウイングが、プロペラ４１から４８を所望の向きに配置するように、十分に傾けられる。他の実施形態では、あるプロペラ４１から４８は、機体３３に対してプロペラの向きを制御することを補助するために、それが取り付けられたウイングに対して傾くか、別様に移動するように構成されている。

図５に示すように、傾けられる際にプロペラ４１から４８を制御することができる様々な方法が存在する。例として、航空機２０を一方向にヨーイングさせるために、航空機２０の一方側のプロペラ４１、４２、４５、４６の１つまたは複数のブレードの速度を増大させ得、かつ、航空機２０の他方側のプロペラ４３、４４、４７、４８の１つまたは複数のブレードの速度を減少させ得る。たとえば、航空機２０を一方向にヨーイングさせるための水平方向の推力の成分を発生させるために、プロペラ４１、４２、４７、４８のブレードの速度を増大させ得、かつ、プロペラ４３、４４、４５、４６のブレードの速度を減少させ得る。代替的には、航空機２０を逆方向にヨーイングさせるための水平方向の推力の成分を発生させるために、プロペラ４３、４４、４５、４６のブレードの速度を増大させ得、かつ、プロペラ４１、４２、４７、４８のブレードの速度を減少させ得る。さらに他の例では、ヨーを制御するためのさらに他の技術が可能である。例として、後方ウイング２５、２６または前方ウイング２７、２８の傾きの角度を変化させることにより、移動するウイングのプロペラの水平方向の推力の成分を変化させ、ヨーイングの動きが変化する結果となる。

ウイング２５から２８を、図５に示す実施形態とは異なって傾けることも可能である。例として、プロペラ４１から４４による水平方向の推力の成分が、正の（＋）ｘ方向であるように、後方ウイング２５、２６は航空機２０の前方に向かう方向に傾斜し得、また、プロペラ４５から４８による水平方向の推力の成分が、負の（−）ｘ方向であるように、前方ウイング２７、２８は航空機２０の後方に向かう方向に傾斜し得る。

図５に示すように、前方ウイング２７、２８と後方ウイング２５、２６とを反対方向に傾けることにより、航空機２０をそのロール軸（たとえば、ｘ方向）に沿って水平に移動させることなく、ヨーイングを制御するためプロペラの推力ベクトルを使用することを可能にすることに留意されたい。これに関し、プロペラの推力は、航空機２０をそのヨー軸周りに回転させるモーメントを発生させ得、一方、推力ベクトルの水平方向の成分は、互いに相殺する。こうして、コントローラ１１０が、航空機２０がそのロール軸に沿って横方向に移動しないように推力ベクトルの水平方向の成分を相殺しつつ、ヨーイングを生じるように、プロペラブレードの速度を設定することが可能である。ホバー構成の間に、航空機２０のロール軸に沿う横方向の動きが所望である場合、後方ウイング２５、２６または前方ウイング２７、２８が傾けられ得るか、ウイング２５から２８のすべてが同じ方向に傾けられ得、それにより、推力ベクトルの水平方向の成分が同じ方向である（すなわち、所望の傾斜方向に応じて、正（＋）または負（−）のｘ方向）ようになっている。たとえば、所望の目的地が、航空機の離陸位置に近い場合、前進飛行のための推力を制御するためのウイングの傾斜を使用して、ホバー構成で目的地に飛行することが、費用効果の良い場合がある。そのような例では、プロペラの推力ベクトルの垂直方向の成分が、航空機の重量を相殺するとともに、航空機の垂直方向の速度を制御し、プロペラの推力ベクトルの水平方向の成分により、航空機の水平方向の速度を制御する。

いくつかの実施形態では、後方ウイング２５、２６は、一致して回転するように構成されており、前方ウイング２７、２８が一致して回転するように構成されている。そのような実施形態では、同じ機械構成要素（たとえば、単一のモータまたはリニアアクチュエータ）が、後方ウイング２５と２６との両方を回転させるために使用され得、同じ機械構成要素（たとえば、単一のモータリニアアクチュエータ）が、前方ウイング２７と２８との両方を回転させるために使用され得る。同じ構成要素を使用して複数のウイングを回転させることにより、重量、そしてひいては出力を節約することの助けになる。しかし、他の実施形態では、ウイング２５から２８の各々を、他のウイングとは独立して回転させることが可能である。例として、航空機２０を１つの方向にヨーイングさせるために、航空機２０の一方側のウイング２５、２７を一方向に回転させ得、一方、航空機２０の他方側のウイング２６、２８を逆方向に回転させる。そのような実施形態では、プロペラ２０のブレードの速度は、同じである場合があり、航空機２０の横方向の回転の速度（すなわち、ヨーイングの速度）が、ウイングの傾斜角度によって制御される場合がある。所望である場合は、プロペラ２０のブレードの速度は、さらにヨーを制御するために、変化される場合もある。

さらに、ホバー構成の間、コントローラ１１０は、ヨーを制御する（たとえば、プロペラ４１から４８または他の構成要素によるヨーの制御を向上させる）ために飛行操縦翼面９５から９８を選択的に制御する場合がある。これに関し、ニュートラルの位置から旋回するように、飛行操縦翼面９５から９８を作動させることにより、概して、同じウイング２５から２８に取り付けられたプロペラ４１から４８の１つまたは複数からの空気流の方向を変える。例として、図５では、飛行操縦翼面９７がニュートラルの位置にある際に、プロペラ４７、４８からの空気が、概して、ウイング２７により、参照矢印３５１に示す方向に向けられる。図５に示すように、飛行操縦翼面９７を作動させることにより、プロペラ４７、４８からの少なくともいくつかの空気流が、参照矢印３５２に示す方向に再度方向付けられる。空気流の推進力（ｍｏｍｅｎｔｕｍ）は、航空機２０に、航空機２０を離れた後は空気流の方向に対して通常は逆方向である力を与える。空気流の方向を変化させることにより、飛行操縦翼面９７は、空気流の推進力によって航空機２０に与えられた力の方向を変化させる。このため、コントローラ１１０は、飛行操縦翼面９５から９８の位置を制御することにより、ヨーを制御する場合がある。例として、コントローラ１１０は、ヨー軸周りの航空機２０の回転移動を増大または低減させるために、航空機２０の一方側の飛行操縦翼面９６、９７を、ニュートラルの位置から一方向に回転させ、同時に、航空機２０の反対側の飛行操縦翼面９７、９８を逆方向に回転させる場合がある。

他の例では、飛行操縦翼面９５から９８は、任意の所望の方式でヨーを制御するための他の方法で作動され得る。実際、飛行操縦翼面９５から９８のいずれかを、任意の方式で制御することが可能であり、また、ホバー構成における飛行操縦翼面９５から９８の操作を、前進飛行構成における飛行操縦翼面９５から９８の操作に対応させることは不要である。例として、飛行操縦翼面９５、９６が、これら操縦翼面が逆方向に回転するように、前進飛行構成における補助翼として作動される場合、飛行操縦翼面９５、９６を、ホバー構成において逆方向に回転させるように制御することは不要である。すなわち、飛行操縦翼面９５から９８は、コントローラ１１０によって独立して制御可能である。

したがって、本明細書に説明されたＶＴＯＬ航空機２０の様々な実施形態により、たとえば、所望である場合には、航空機２０を空港から独立して動作させることで、ヘリコプタなどの他のＶＴＯＬ航空機に対して類似の利点が提供される。しかし、前進飛行に関して低い先端速度が許容される構成において電動のプロペラを使用することにより、本明細書に説明されたＶＴＯＬ航空機２０によって生じるノイズを著しく低減させることができる。さらに、説明したように複数のプロペラを使用することにより、安全性を大きく向上させる、推進力と飛行の制御の冗長性が提供される。また、プロペラによって空気が吹き付けられる傾斜ウイングを使用することにより、エアロダイナミクスが向上し、航空機２０の制御を容易にし、それにより、航空機の設計を簡略化する。航空機のエアロダイナミクスおよび制御の効率的な設計を通し、航空機２０の性能およびレンジを著しく増大させて、様々な空輸用途に関し、費用効果の良い解決策を実現することができる。

上述のものは、本開示の原理を単に例示するものであり、様々な変更が、本開示の範囲を逸脱することなく当業者によって行われ得る。上述の実施形態は、説明を目的として提供されており、限定的なものではない。本開示は、本明細書に明示的に説明された形態以外の多くの形態を取ることもできる。したがって、本開示は、明示的に開示された方法、システム、および装置に限定されるものではないが、添付の特許請求の範囲の精神の内にある、明示的に開示されたものに対する変形、およびそれらの変更を含むことが意図されていることが強調される。単に例として、傾斜ウイングの構成を、自動操縦の電動のＶＴＯＬ航空機の関連において、上の様々な実施形態で説明している。しかし、そのような傾斜ウイングの構成（および、本明細書に説明された航空機２０の他の態様）は、他のタイプの航空機に関して採用され得る。

さらなる例として、装置またはプロセスのパラメータ（たとえば、寸法、構成、構成要素、プロセスのステップの順番など）の変更は、図示され、本明細書に説明されたような、提供された構造、装置、および方法をさらに最適化するために行われ得る。どのような場合でも、本明細書に説明された、構造および装置、ならびに、関連する方法は、多くの用途を有している。したがって、開示の主題は、本明細書に説明されたいずれの単一の実施形態にも限定されるものではなく、むしろ、添付の特許請求の範囲に記載の広さおよび範囲で解釈されるものとする。

Claims (33)

1. 自動操縦の電動の垂直離着陸（ＶＴＯＬ）航空機であって、
   第１の側部と、第１の側部とは反対側の第２の側部とを有する機体と、
   機体に対して回転可能であるとともに、機体の第１の側部に配置された第１の後方ウイングと、
   機体に対して回転可能であるとともに、機体の第２の側部に配置された第２の後方ウイングと、
   機体に対して回転可能であるとともに、機体の第１の側部に配置された第１の前方ウイングと、
   機体に対して回転可能であるとともに、機体の第２の側部に配置された第２の前方ウイングと、
   第１の前方ウイングに結合されるとともに、第１の前方ウイングにわたって空気を吹き付けるように配置された第１のプロペラと、
   第２の前方ウイングに結合されるとともに、第２の前方ウイングにわたって空気を吹き付けるように配置された第２のプロペラと、
   第１の後方ウイングに結合されるとともに、第１の後方ウイングにわたって空気を吹き付けるように配置された第３のプロペラと、
   第２の後方ウイングに結合されるとともに、第２の後方ウイングにわたって空気を吹き付けるように配置された第４のプロペラと、
   ウイングの各々を、機体に対し、前進飛行の位置からホバー位置に回転するように構成されたコントローラであって、第１のプロペラに関する推力の方向が、第１の前方ウイングがそのそれぞれのホバー位置にある際に、垂直方向からオフセットしており、それにより、第１のプロペラから第１の水平方向の推力の成分を提供し、第２のプロペラに関する推力の方向が、第２の前方ウイングがそのそれぞれのホバー位置にある際に、垂直方向からオフセットしており、それにより、第２のプロペラから第２の水平方向の推力の成分を提供し、第３のプロペラに関する推力の方向が、第１の後方ウイングがそのそれぞれのホバー位置にある際に、垂直方向からオフセットしており、それにより、第３のプロペラから第３の水平方向の推力の成分を提供し、第４のプロペラに関する推力の方向が、第２の後方ウイングがそのそれぞれのホバー位置にある際に、垂直方向からオフセットしており、それにより、第４のプロペラから第４の水平方向の推力の成分を提供し、コントローラが、水平方向の推力の成分が、ホバー飛行のために航空機のヨーの移動を生じるように、第１のプロペラ、第２のプロペラ、第３のプロペラ、および第４のプロペラに関する推力を調整することにより、航空機のヨーを制御するように構成されている、コントローラと、を備えている、航空機。
2. ウイングの各々が、そのそれぞれのホバー位置にある際に、第１の水平方向の推力の成分および第２の水平方向の推力の成分が、第３の水平方向の推力の成分および第４の水平方向の推力の成分と相殺する、請求項１に記載の航空機。
3. 第１のプロペラが、第１の前方ウイングの翼端に置かれ、第２のプロペラが、第２の前方ウイングの翼端に置かれている、請求項１に記載の航空機。
4. 第１の前方ウイングに結合されるとともに、第１の前方ウイングにわたって空気を吹き付けるように配置された第５のプロペラと、
   第２の前方ウイングに結合されるとともに、第２の前方ウイングにわたって空気を吹き付けるように配置された第６のプロペラと、
   第１の後方ウイングに結合されるとともに、第１の後方ウイングにわたって空気を吹き付けるように配置された第７のプロペラと、
   第２の後方ウイングに結合されるとともに、第２の後方ウイングにわたって空気を吹き付けるように配置された第８のプロペラと、をさらに備えている、請求項１に記載の航空機。
5. 第１の前方ウイングが第１の可動飛行操縦翼面を有し、第２の前方ウイングが第２の可動飛行操縦翼面を有し、第１の後方ウイングが第３の可動飛行操縦翼面を有し、第２の後方ウイングが第４の可動飛行操縦翼面を有し、コントローラが、ホバー飛行に関し、航空機のヨーの移動を制御するために、可動飛行操縦翼面の各々を調整するように構成されている、請求項１に記載の航空機。
6. コントローラが、前方飛行の間、航空機のピッチまたはロールを制御するために、可動飛行操縦翼面の少なくとも１つを調整するように構成されている、請求項５に記載の航空機。
7. 垂直離着陸（ＶＴＯＬ）航空機であって、
   機体と、
   タンデムウイング構成で機体に結合された複数のウイングであって、複数のウイングが、機体に対して回転可能である少なくとも１つの後方ウイングと、機体に対して回転可能である少なくとも１つの前方ウイングとを含んでいる、複数のウイングと、
   前方ウイングに結合された第１の推進装置と、
   後方ウイングに結合された第２の推進装置と、
   前方ウイングを機体に対し、前進飛行のための第１の位置からホバー飛行のための第２の位置に回転するように構成されたコントローラであって、第１の推進装置に関する推力の方向が、前方ウイングが第２の位置にある際に、垂直方向からオフセットしており、それにより、第１の推進装置から第１の水平方向の推力の成分を提供し、コントローラが、後方ウイングを機体に対し、前進飛行のための第３の位置からホバー飛行のための第４の位置に回転するようにさらに構成され、第２の推進装置に関する推力の方向が、後方ウイングが第４の位置にある際に、垂直方向からオフセットしており、それにより、第２の推進装置から第２の水平方向の推力の成分を提供し、コントローラが、ホバー飛行の際に、第１の水平方向の推力の成分および第２の水平方向の推力の成分に基づき、航空機のヨーを制御するように構成されている、コントローラと、を備えた、航空機。
8. 前方ウイングが、ホバー飛行のための第２の位置にあり、後方ウイングがホバー飛行のための第４の位置にある際に、第１の水平方向の推力の成分が、第２の水平方向の推力の成分を相殺する、請求項７に記載の航空機。
9. 機体が、第１の側部と、この第１の側部とは反対側の第２の側部とを有し、前方ウイングが機体の第１の側部に位置し、後方ウイングが機体の第２の側部に位置し、それにより、前方ウイングがホバー飛行のための第２の位置にある際に、第１の推進装置の垂直方向の推力の成分によって生じるロールモーメントが、後方ウイングがホバー飛行のための第４の位置にある際に、第２の推進装置の垂直方向の推力の成分によって生じるロールモーメントを相殺するようになっている、請求項８に記載の航空機。
10. 航空機の重心が前方ウイングと後方ウイングとの間にあり、それにより、前方ウイングがホバー飛行のための第２の位置にある際に、第１の推進装置の垂直方向の推力の成分によって生じるピッチモーメントが、後方ウイングがホバー飛行のための第４の位置にある際に、第２の推進装置の垂直方向の推力の成分によって生じるピッチモーメントを相殺するようになっている、請求項９に記載の航空機。
11. 第１の推進装置が、空気を前方ウイング上に吹き付けるように配置された第１のプロペラを備えており、第２の推進装置が、空気を後方ウイング上に吹き付けるように配置された第２のプロペラを備えている、請求項７に記載の航空機。
12. 第１のプロペラが、前方ウイングの翼端に取り付けられている、請求項１１に記載の航空機。
13. コントローラが、前方飛行およびホバー飛行の間、航空機を自動操縦するように構成されている、請求項１１に記載の航空機。
14. コントローラが、前方ウイングのウイングダイナミクスが実質的に線形であるように、ホバー飛行から前進飛行への移行の間、第２の位置から第１の位置への前方ウイングの回転を制御し、それにより、移行の間、前方ウイングの失速を防止するように構成されている、請求項１１に記載の航空機。
15. 第１のプロペラおよび第２のプロペラが電動である、請求項１１に記載の航空機。
16. 第１のプロペラと第２のプロペラとの各々に結合された複数のバッテリをさらに備えている、請求項１５に記載の航空機。
17. 前方ウイングが第１の可動飛行操縦翼面を有し、コントローラが、第１の可動飛行操縦翼面が、第１の推進装置からの空気流の方向を変えるように、ホバー飛行においてヨーを制御するために、第１の可動飛行操縦翼面を動かすように構成されている、請求項７に記載の航空機。
18. コントローラが、前方飛行の間、航空機のピッチまたはロールを制御するために、第１の可動飛行操縦翼面を制御するように構成されている、請求項１７に記載の航空機。
19. 後方ウイングが第２の可動飛行操縦翼面を有し、コントローラが、第２の可動飛行操縦翼面が、第２の推進装置からの空気流の方向を変えるように、ホバー飛行においてヨーを制御するために、第２の可動飛行操縦翼面を動かすように構成されている、請求項１７に記載の航空機。
20. 後方ウイングに結合された第３の推進装置と、
    前方ウイングに結合された第４の推進装置と、をさらに備えた、請求項７に記載の航空機。
21. 複数のウイングが、機体に対して回転可能な第２の前方ウイングと、機体に対して回転可能な第２の後方ウイングとを含み、航空機が、
    第２の前方ウイングに結合された第５の推進装置と、
    第２の前方ウイングに結合された第６の推進装置と、
    第２の後方ウイングに結合された第７の推進装置と、
    第２の後方ウイングに結合された第８の推進装置と、をさらに備えている、請求項２０に記載の航空機。
22. タンデムウイング構成で配置された複数のウイングを有する垂直離着陸（ＶＴＯＬ）航空機を制御するための方法であって、
    複数のウイングの第１のウイングに結合された第１の推進装置によって推力を発生させることと、
    複数のウイングの第２のウイングに結合された第２の推進装置によって推力を発生させることと、
    第１のウイングを航空機の機体に対し、前進飛行のための第１の位置からホバー飛行のための第２の位置に回転させることであって、第１の推進装置によって生じた推力の方向が、第１のウイングが第２の位置にある際に、垂直方向からオフセットしており、それにより、第１の水平方向の推力の成分を提供する、回転させることと、
    第２のウイングを機体に対し、前進飛行のための第３の位置からホバー飛行のための第４の位置に回転させることであって、第２の推進装置によって生じた推力の方向が、第２のウイングが第４の位置にある際に、垂直方向からオフセットしており、それにより、第２の水平方向の推力の成分を提供する、回転させることと、
    ホバー飛行の間、航空機のヨーをコントローラで制御することであって、この制御することが、第１の水平方向の推力の成分および第２の水平方向の推力の成分が、ホバー飛行の間、航空機のヨーの移動を生じるように、第１のウイングが、ホバー飛行のための第２の位置にあり、第２のウイングが、ホバー飛行のための第４の位置にある間に、第１の推進装置によって生じた推力と、第２の推進装置によって生じた推力とを調整することを含んでいる、制御することと、を含む、方法。
23. 第１のウイングが、ホバー飛行のための第２の位置にあり、第２のウイングがホバー飛行のための第４の位置にある際に、第１の水平方向の推力の成分が、第２の水平方向の推力の成分を相殺する、請求項２２に記載の方法。
24. 航空機の重心が第１のウイングと第２のウイングとの間にあり、それにより、第１のウイングがホバー飛行のための第２の位置にある際に、第１の推進装置によって生じるピッチモーメントが、第２のウイングがホバー飛行のための第４の位置にある際に、第２の推進装置によって生じるピッチモーメントを相殺するようになっている、請求項２２に記載の方法。
25. 第１のウイングと第２のウイングとが、機体の両側に配置され、それにより、第１のウイングがホバー飛行のための第２の位置にある際に、第１の推進装置によって生じるロールモーメントが、第２のウイングがホバー飛行のための第４の位置にある際に、第２の推進装置によって生じるロールモーメントを相殺するようになっている、請求項２２に記載の方法。
26. 第１の推進装置で第１のウイング上に空気を吹き付けることと、
    第２の推進装置で第２のウイング上に空気を吹き付けることと、をさらに含む、請求項２２に記載の方法。
27. 第１の推進装置および第２の推進装置が電動である、請求項２２に記載の方法。
28. 第１のウイングを航空機の機体に対し、ホバー飛行のための第２の位置から前進飛行のための第１の位置に回転させることであって、それにより、第１のウイングのウイングダイナミクスが、実質的に線形のままになっており、それにより、第１のウイングの失速を防止する、回転させることをさらに含む、請求項２２に記載の方法。
29. 制御することが、
    第１のウイングの可動飛行操縦翼面を調整することと、
    第２のウイングの可動飛行操縦翼面を調整することと、をさらに含む、請求項２２に記載の方法。
30. 前進飛行の間、コントローラで航空機のロールまたはピッチを制御することをさらに含み、航空機のロールまたはピッチを制御することが、
    第１のウイングの可動飛行操縦翼面を調整することと、
    第２のウイングの可動飛行操縦翼面を調整することと、を含む、請求項２９に記載の方法。
31. 第１のウイングに結合された第３の推進装置により、推力を発生させることと、
    第２のウイングに結合された第４の推進装置により、推力を発生させることと、をさらに含む、請求項２２に記載の方法。
32. 複数のウイングの第３のウイングに結合された第５の推進装置によって推力を発生させることと、
    第３のウイングに結合された第６の推進装置により、推力を発生させることと、
    複数のウイングの第４のウイングに結合された第７の推進装置によって推力を発生させることと、
    第４のウイングに結合された第８の推進装置により、推力を発生させることと、をさらに含む、請求項３１に記載の方法。
33. 垂直離陸および着陸の間、コントローラでＶＴＯＬ航空機を自動操縦することをさらに含む、請求項２２に記載の方法。

Images